XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: GOE 681 AIRFOIL 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.080 Re = 0.300 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- 0.000 0.4457 0.01179 0.00446 -0.0828 0.6107 0.3386 0.500 0.4893 0.01147 0.00440 -0.0800 0.5917 0.4025 1.000 0.5183 0.01059 0.00443 -0.0742 0.5719 0.6593 1.500 0.6258 0.01055 0.00493 -0.0834 0.5426 0.9356 2.000 0.7114 0.01112 0.00522 -0.0889 0.5085 0.9737 2.500 0.8052 0.01173 0.00550 -0.0967 0.4609 0.9955 3.000 0.8470 0.01225 0.00572 -0.0943 0.4188 1.0000 3.500 0.8656 0.01279 0.00603 -0.0872 0.3898 1.0000 4.000 0.8855 0.01337 0.00641 -0.0804 0.3683 1.0000 4.500 0.9056 0.01394 0.00683 -0.0735 0.3517 1.0000 5.000 0.9282 0.01444 0.00726 -0.0671 0.3388 1.0000 5.500 0.9525 0.01520 0.00782 -0.0613 0.3262 1.0000 6.000 0.9841 0.01571 0.00837 -0.0568 0.3175 1.0000 6.500 1.0156 0.01649 0.00903 -0.0526 0.3084 1.0000 7.000 1.0523 0.01726 0.00977 -0.0495 0.3010 1.0000 7.500 1.0868 0.01796 0.01051 -0.0461 0.2942 1.0000 8.000 1.1226 0.01883 0.01130 -0.0431 0.2871 1.0000 8.500 1.1609 0.01973 0.01221 -0.0407 0.2805 1.0000 9.000 1.1921 0.02055 0.01311 -0.0373 0.2743 1.0000 9.500 1.2262 0.02149 0.01405 -0.0345 0.2687 1.0000 10.000 1.2696 0.02259 0.01508 -0.0331 0.2623 1.0000 10.500 1.2963 0.02363 0.01628 -0.0297 0.2579 1.0000 11.000 1.3257 0.02477 0.01750 -0.0269 0.2525 1.0000 11.500 1.3575 0.02597 0.01873 -0.0245 0.2478 1.0000 12.000 1.3948 0.02726 0.02002 -0.0229 0.2424 1.0000 12.500 1.4157 0.02885 0.02182 -0.0199 0.2380 1.0000 13.000 1.4367 0.03055 0.02362 -0.0172 0.2323 1.0000 13.500 1.4651 0.03212 0.02516 -0.0153 0.2266 1.0000 14.000 1.4804 0.03443 0.02768 -0.0128 0.2214 1.0000 14.500 1.4955 0.03689 0.03030 -0.0108 0.2158 1.0000 15.000 1.5142 0.03925 0.03265 -0.0091 0.2096 1.0000 15.500 1.5233 0.04260 0.03626 -0.0075 0.2039 1.0000 16.000 1.5326 0.04615 0.03996 -0.0064 0.1975 1.0000 16.500 1.5414 0.04994 0.04385 -0.0056 0.1911 1.0000 17.000 1.5415 0.05499 0.04911 -0.0054 0.1826 1.0000 17.500 1.5419 0.06017 0.05445 -0.0054 0.1747 1.0000 18.000 1.5358 0.06636 0.06076 -0.0059 0.1656 1.0000 18.500 1.5180 0.07428 0.06885 -0.0071 0.1525 1.0000 19.000 1.4927 0.08343 0.07816 -0.0090 0.1369 1.0000 19.500 1.4496 0.09526 0.09011 -0.0120 0.1213 1.0000 20.000 1.3927 0.10961 0.10458 -0.0166 0.1057 1.0000 20.500 1.3327 0.12499 0.12006 -0.0223 0.0924 1.0000 21.000 1.2765 0.14040 0.13551 -0.0290 0.0781 1.0000 21.500 1.2393 0.15325 0.14835 -0.0351 0.0646 1.0000 22.000 1.2186 0.16368 0.15875 -0.0406 0.0553 1.0000 22.500 1.2104 0.17198 0.16703 -0.0452 0.0500 1.0000 23.000 1.2121 0.17847 0.17352 -0.0490 0.0466 1.0000 23.500 1.2181 0.18409 0.17912 -0.0525 0.0443 1.0000 24.000 1.2288 0.18880 0.18388 -0.0556 0.0425 1.0000 24.500 1.2428 0.19272 0.18777 -0.0583 0.0411 1.0000 25.000 1.2609 0.19565 0.19067 -0.0606 0.0398 1.0000 25.500 1.2767 0.19911 0.19421 -0.0632 0.0390 1.0000 26.000 1.2911 0.20277 0.19794 -0.0661 0.0379 1.0000 26.500 1.3075 0.20587 0.20107 -0.0687 0.0370 1.0000 27.000 1.3323 0.20676 0.20185 -0.0700 0.0356 1.0000 27.500 1.3394 0.21181 0.20709 -0.0741 0.0349 1.0000 28.000 1.3461 0.21682 0.21227 -0.0784 0.0344 1.0000 28.500 1.3498 0.22242 0.21804 -0.0831 0.0336 1.0000 29.000 1.3541 0.22783 0.22361 -0.0879 0.0332 1.0000 29.500 1.3527 0.23449 0.23047 -0.0936 0.0328 1.0000 30.000 1.3586 0.23931 0.23537 -0.0982 0.0320 1.0000 30.500 1.3562 0.24590 0.24210 -0.1041 0.0311 1.0000